航空发动机钛火防护技术及试验验证方法

1 、引言

钛合金具有机械强度高、耐热性好、耐腐蚀性强等特点，从 20世纪 60年代开始，各种型号的钛合金逐渐应用在航空发动机上。如 Ti-64主要用于风扇及低压压气机，Ti-6246可用于低压压气机后段和高压压气机前段高负荷零件上，IMI-834 可用于压气机最后一级钛零件，Ti-6242用于低压压气机后段和高压压气机前段的所有零件 [1] 。近年来，随着军用航空发动机对高推重比的不断追求，钛合金的使用比例不断提高。美国推重比 8 一级的 F404 发动机上钛合金用量为25%，推重比10一级的F119发动机上钛合金用量达39%。但钛合金在特定环境下有容易着火燃烧的致命缺点。航空发动机上因钛合金着火燃烧事件很多，如 F100、F404 和 RB211 等发动机都发生过非常严重的钛火事故。钛合金燃烧速度非常快(一般钛合金机件的燃烧蔓延时间从开始到结束共计 4～20 s)，采用灭火措施显然来不及。为此，必须采取钛火防护措施，避免钛火发生。美国、俄罗斯和英国等对钛火防护技术进行了大量研究，开展了大量试验验证，并建立了相应的试验平台。

本文从钛合金在航空发动机中的应用入手，对产生钛火故障的原因进行分析，并结合发动机上典型钛火故障，总结了钛火防护设计技术，详细阐述了钛火防护技术的试验验证方法和目的。

2、 钛火产生原因及后果

航空发动机上钛火产生的原因，主要是由于摩擦，如断片、碎片，散失的螺钉、螺帽和外来物等进入燃气流道中，卡在转子与静子之间，造成钛制零件的相互摩擦；转子轴承和支撑零件损坏，使转子相对静子发生轴向和径向移动，造成钛制零件相互摩擦；由于结构设计不合理，转子与静子之间间隙过小，造成转子叶片与机匣内环摩擦等。其次是气动加热，压气机喘振和失速会引起发动机中气流反向流动，从燃烧室后段返回的气流温度很高，一般在钛的燃点以上，这会引起压气机钛合金叶片起火。美国曾对发生的钛火事件进行过统计，其中由高压压气机工作叶片故障引起钛火的比例为 22.5%，由涡轮故障引起钛火的比例为20%[2] 。

当发动机上发生钛火时，对于高压压气机转子，中间级的前几级有可能出现严重的叶尖摩擦现象；后几级叶型后燃烧产物增加，叶尖和尾缘上可能会有非持续燃烧或熔化现象，燃烧产物或残渣堆积在叶型后部；中间级的工作叶片可能会大面积燃烧，其后所有叶型全部烧毁。对于高压压气机静子，中间级的前几级因向前偏斜，导致静子叶片缘板出现摩擦；后几级静子叶片后因有燃烧产物堆积，在叶片尾缘处产生非持续燃烧现象，尾缘两侧堆积有燃烧产物或残渣；中间级后所有静子叶片全部烧毁；正对中间级前机匣 360°过热，轻微燃烧；中间级机匣过热，有钛熔化现象；所有引气管线全被烧穿，气流携带熔化钛从后总管流向前总管，导致管路彻底熔化。高压压气机发生钛火后，会在燃烧室燃油喷嘴处堆积很多燃烧产物，火焰筒因流动不规则导致燃烧、开裂和变形。钛火会使涡轮进口导叶由于大量金属堆积而变形，某些堆积物下方还有热变形。

由此可见，高压压气机上发生钛火，不但会烧毁全部的钛合金叶片，还会将机匣、整流叶片、叶盘、轴等其它非钛合金材料零件烧毁，甚至导致燃烧室火焰筒、涡轮叶片等出现不同程度损伤，压气机上各种连接管线等也会损坏[2，3] 。

3、 典型钛火故障

钛火故障是发动机上最危险的故障。上世纪70～80 年代，很多发动机(军用或民用发动机)的高压压气机发生过钛火故障。

普惠公司F100发动机在台架试车时，发动机运转到最大状态时发生钛合金燃烧，压气机完全烧毁，且整个发动机被烧得面目全非。GE公司F404发动机在 1987年发生 4起钛火，造成 4架 F/A-18飞机坠毁。英国罗·罗公司 RB211-524G2-T 发动机，在累计飞行13 922 h和1 395个循环后发生了钛火，分解后发现，第1级高压压气机转子叶片出现脱落，所有叶片均有不同程度的损伤，对其它部件也造成了破坏。图1显示了这次钛火故障造成的后果 [4] 。

图1 RB211-524G2-T发动机钛火故障后部分形貌

Fig.1 Working blade of RB211-524G2-T completely fell off after titanium fire

普惠公司 PW4000在适航取证过程中进行包容试验时，由于断裂的风扇叶片引起高压压气机喘振，造成压气机第 1级转子叶片的叶尖，将直接装在钛制机匣上的封严环磨穿，并与钛机匣摩擦引发钛火，且后窜的火焰还将后几级转子叶片部分烧熔。

1977～1988 年间，苏联的 NK-8、NK-86、D-30和 AI-25 等发动机发生过 30 多起钛火事件。原因是叶片卡在转子与静子之间、转子止推轴承损坏、转子与静子相互碰磨等。

典型的钛火事件还有很多，如：飞马发动机在试飞中压气机工作叶片与机匣相互碰磨引发钛火，飞机坠毁；CF6发动机一年之内曾发生过 14起钛火事故。在没有更好的材料取代钛合金在航空发动机上应用的情况下，钛合金在未来很长时间内仍然是重要的航空材料。为此，必须研究钛火防护技术，保证钛合金在发动机和飞机上的安全应用。

4 、航空发动机中的钛火防护技术

从设计思路上讲，以下 4 种钛火防护设计方法较为有效。

(1) 加装摩擦条设计。在转子与机匣之间及封严件上加装摩擦条，可防止钛制转子叶片接触钛制机匣，同时能避免太多能量堆积在钛表面，进而限制钛层温度。早在上世纪 60 年代末，美国就在 F101发动机上采用了该方法。该发动机设计之初，就在9级高压压气机部件上考虑了防钛火措施，除第6级外，所有高压压气机转子流道外沿加装可拆卸内衬环(作用与摩擦条相同)，防止转子叶片叶尖与机匣内壁接触碰磨，尽可能减小摩擦损伤，以降低钛火发生概率。F119 发动机采用了在机匣上加装摩擦条的方法。摩擦条要设计得易磨，且只能摩擦到某种厚度，太深的摩擦可能会穿透、磨掉或熔化掉摩擦条，使钛材料裸露。摩擦条可采用几种不同的材料，范围从在低温区填充人造橡胶到高温区喷涂金属涂层、粘结材料和钢。

(2) 采用防护涂层，主要是阻燃涂层。阻燃涂层的工作原理是尽量避免钛合金件之间相互接触碰磨，阻止热量向基体传播。但阻燃涂层的阻燃作用，受其材料成份、工作环境及阻燃涂层与基体材料内部组织结构匹配的限制。有些阻燃涂层会随着工作环境温度和压力的升高，逐渐失去阻燃作用。为此，阻燃涂层材料必须具有良好的导热性、抗氧化性、粘结性、与基体的兼容性、工艺性，易磨耗性和低的摩擦系数。阻燃涂层通常喷涂在机匣内壁、鼓筒和转子叶尖等区域。喷涂方法一般采用物理气相沉积法、化学气相沉积法及常规电镀方法等。

这种钛火防护技术在 F119、AL-31F、EJ200(图2)等多种发动机上都得到了很好应用。

图2 EJ200上涂有氮化硼涂层的钛制叶片

Fig.2 Boron nitrides coated on titanium blades of EJ200

除了阻燃涂层外，有时还在这些抗摩擦元件上喷涂易磨削涂层。如 CFM56发动机，在高压压气机机匣内环上加装了防止摩擦的钢制衬套和防火隔圈，隔圈上喷涂有易磨削涂层。

(3) 间隙设计技术。设计间隙时，从两方面考虑减少摩擦的可能性。一是在某些允许的情况下，适当加大转子叶尖与静子间的径向间隙，降低转子叶片与机匣内环发生摩擦的概率；二是适量加大转子叶片与整流叶片间的轴向间隙，减少因喘振和失速导致的转子、整流叶片碰撞。但这种方法会降低压气机效率和喘振裕度，需合理设计。

(4) 采用机匣处理措施，特别是在机匣上开斜槽以防止热膨胀和失速。

以上钛火防护设计方法，在航空发动机设计之初就应充分考虑，这样才能降低钛合金着火概率，减少燃烧传播，消除机匣烧穿隐患，从设计理念上把钛火防护技术融入到设计过程中。此外，更换材料也是 一 种 有 效 的 钛 火 防 护 方 法，如 F404-GE-400、CFM56-3和 NK-86等发动机都采用过，但会增加重量 [5～7] 。

5、 钛火防护技术的试验验证

钛火防护技术试验验证是防钛火设计最重要的环节。如 EJ200 发动机设计时，采用了防钛火涂层。为确认这种防钛火方法的有效性，通过在该发动机上进行钛火包容试验予以了验证。

钛火防护技术的试验验证，可在能模拟发动机工况的钛火试验平台或直接在发动机上进行。试验验证大纲中还要考虑选择合理的钛合金点火方法和熄灭方法，及钛火后果处理和评估方法等。通常，选择小型风洞作为钛火防护技术试验验证平台，因为在小型风洞中可模拟气流在压气机中的环境压力、温度和速度，并可深入了解旋转部件的性能。钛火防护技术试验验证最重要的一点，是试验条件(试验所需温度、压力及空气流量)的组织。美国空军研究实验室的钛火试验设备，采用活塞式压气机供气，在空气供给时，压力可通过开关活门的反馈控制器维持在额定值，流量可通过位于控制室中的远程控制器调节，所需温度则通过高温炉加热得到。试验验证时还需要确定钛合金的点火方法。钛合金的点火方法，有激光点火、摩擦点火、金属液滴点火、电火花点火、等离子点火和机械冲撞点火等。美国在阻燃钛合金试验验证时通常采用激光点火法，俄罗斯则采用摩擦点火法。稳态试验中通常采用机械冲撞点火法。下面以乌克兰 AI-25发动机为例，具体阐述如何开展钛火防护技术的试验验证。

AI-25发动机是在上世纪60年代研制的涡扇发动机，其零部件材料中，钛合金所占比例约为 70%，占发动机总重的 30%，以该发动机为平台进行防钛火方法试验验证非常具有代表性。该发动机设计时，主要通过合理设计径向间隙的方法来防止钛火，所以在钛火再现试验时，主要针对间隙进行控制。

如该发动机工程图上的间隙值为 3.6 +1.23-1.53 mm，试验时将其 8级高压压气机最后几级的间隙选为最小，约为 0.8 +0.2 mm，以此来验证间隙设计对防钛火的有效性。验证试验采用摩擦点火的方式。为组织转子与静子摩擦，专门设计一种装置，并将其安装在高压压气机的滚珠轴承上。转静子摩擦装置可通过应变传感器对运行中的发动机的转子位移进行测量，并能同时保证转子行程不超过3 mm [8] 。

为防止外涵机匣被烧穿，机匣上涂抹维克辛特有机硅密封剂У-4-21成份的涂层，涂层厚度约为 2mm。为确定高压压气机部件钛火产生的时刻，及对发动机静子零件热状态进行连续监控，在燃烧室外涵机匣上布置热电偶，对高压压气机后空气温度、燃烧室3号加强筋平面上温度和涡轮后空气温度进行测量。

钛火再现试验时，发动机先在慢车状态工作一段时间，然后加速到 92.8%压气机转子最大转速，启动高压压气机转子轴向位移装置。当发动机工作响声改变后，尾喷管喷出火焰，发动机发出爆声。这时开始采集高压压气机中元件着火的相关数据。数据显示，高压压气机后温度阶跃性升高到1 300℃，燃烧室中温度急剧升高到1 075℃，高压压气机后空气压

力急剧降低，高压压气机转子转速下降，振动水平增大。钛火产生瞬间，尾喷管中有火舌喷出。

试验结束后，分解发动机，结果证实转静摩擦装置有效，钛合金制造的高压压气机零件发生燃烧，是由于高压压气机第 8级转子盘后端面与第 8级导向器内圈接触碰摩所致。钛火导致的后果有：①高压压气机第8级导向器、内环和内扩压器全部烧毁；②高压压气机第8级转子与第8级导向器内环碰摩处，盘端面烧坏和工作叶片榫头烧焦；③火焰筒头部和

火焰稳定器头部局部烧毁；④火焰筒头部之间的燃烧室外机匣局部烧毁；⑤轮毂碰摩处后篦齿上端边缘篦齿烧毁；⑥高压涡轮工作叶片所有带冠缘板全部断裂，叶身变形；⑦涡轮机匣下端烧坏并熔化；⑧喷涂维克辛特有机硅密封剂У-4-21的机匣下端，大约5%面积上涂层厚度一半处发生热结构热变形，剩余一半涂层和其它位置密封胶情况良好。

通过在 AI-25 发动机上进行钛火再现试验，进一步验证了合理设计高压压气机上的径向间隙和轴向间隙是防钛火的有效措施。另外，还验证了钛合金叶片边缘加厚、降低变应力值，提高径向止推轴承润滑系统和冷却系统的可靠性，不成对采用钛合金(如采用钢和镍基合金作压气机机匣、导向器叶片材料)等，也可有效防止钛火发生。

6、 结束语

防钛火设计最好在航空发动机设计之初就充分考虑，这样可避免以后换材料、修改设计等带来的增重和效率下降等不利因素。钛火防护设计方法的试验验证非常复杂，但它是能够确认防钛火方法有效性的最直接手段。AI-25发动机上进行的钛火试验充分表明，可在真实发动机上再现钛火过程，核实钛火原因和验证钛火防护方法。EJ200发动机上的包容试验也表明，钛火防护设计是阻止钛火烧穿机匣的最有效措施。这些实例充分说明了钛火防护技术试验验证的重要性，只有通过试验验证的防钛火措施才是最有效的防钛火措施，用在发动机上才安全可靠。

参考文献：

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